洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化

分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、热率、壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内机动等约束条件下,建立了全程突防弹道的多约束多阶段弹道优化模型。利用直接打靶法,将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算。结果表明,文中研究方法适合于解决洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化问题,所得最优弹道更有利于满足实际作战需求。     

卫星编队飞行队形重构防碰撞方法研究

队形重构技术是卫星编队飞行领域研究关键问题之一.多颗卫星近距离编队队形初始化、队形调整及重构,卫星之间相对距离变化带来碰撞问题不可忽视.根据卫星间相对位置关系建立队形重构过程中碰撞概率函数表征该过程碰撞发生可能性,研究表明故障卫星的初始相位角及备份卫星进入编队的初始角度对碰撞概率有较大影响.根据Lyapunov稳定性理论设计改进LQR控制器,在保证队形调整控制精度不需增加过多调整时间及能量消耗的同时,可有效降低碰撞概率.碰撞概率计算方法、控制器设计及所得相关结论,对研究卫星编队队形重构过程星间防止碰撞问题具有一定意义.     

卫星地球-射频敏感器组合定姿滤波算法研究

基于卡尔曼滤波理论以及卫星定姿技术的发现状况，对卡尔曼滤波在静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感器和射频敏感器组合定姿中的应用作了一定的研究。建立了静止轨道三稳定卫星姿态动力学模型和红外－射频敏感器组合定姿的姿态量测模型，针对这一模型，应用推广的卡尔曼滤波进行姿态估计，并进行了计算机仿真，验证了滤波方法应用于静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感哭和射频敏感器组合定姿的有效性和优越性。     

卫星编队飞行相对轨道主被动结合测量方案研究

针对军用编队飞行卫星系统相对轨道测量隐蔽性要求，提出一种具有隐蔽性的主被动结合相对位置及速度测量方案，该方案采取激光测距仪间断工作的方式以减少向外界辐射能量。应用扩展kalman滤波算法，对编队卫星间相对位置及速度进行估计，并且采用计算可观测度方法对系统可观测性进行分析。滤波计算及可观测性分析结果表明该方案满足一定测量精度，验证了该方案的有效性，使该方案具有工程应用价值。     

多阶段高斯伪谱法在编队最优控制中的应用

针对编队协同攻击时间最优控制问题,首先通过分析编队协同攻击作战过程,将编队协同攻击任务划分为编队形成、编队保持和协同攻击三个阶段。在简化控制延迟与效率的基础上,建立三阶段通用的空间运动方程。然后结合各阶段的任务特点,综合考虑弹间防碰、期望队形参数、交班误差、导弹自身控制限制,及攻击目标精度等因素,建立各阶段的最优控制模型。基于高斯伪谱法,提出编队形成-保持-攻击一体化的时间最优控制算法。通过大量仿真,在合理选择勒让德-高斯（LG）节点的前提下,利用该方法可快速得到优化的控制指令,弹道及约束性能的仿真结果显示,编队协同攻击全过程可满足任务需求及相应约束限制,校验了算法的可行性。     

太阳帆充气支撑管展开动力学分析

太阳帆可以通过气体驱动支撑管而展开。针对太阳帆充气展开方式,分别对“Z”型8折管整体与分段充气模型建立有中心刚体与无中心刚体约束两种情况的有限元模型;针对分段充气模型,根据充气装置的位置分别建立自由端与固支端充气模型。应用动力学显式求解软件LS\|DYNA 进行太阳帆支撑管充气展开仿真模拟,并对仿真结果进行了分析。     

考虑时间因素的敏捷自主航天器四维姿态运动规划方法研究

为解决敏捷自主航天器在轨灵巧、精确姿态运动问题,针对复杂空间环境与其自身运动特点,提出了基于改进的快速搜索随机树的四维姿态运动规划方法。仿真算例检验了该规划方法的有效性,结果表明它不仅满足敏捷自主航天器在一定约束条件下指定时间到达指定地点的四维运动要求,而且对四维姿态运动离线与在线规划两种模式也具备较强的适应性。     

考虑时间状态的敏捷自主在轨服务航天器高维运动规划研究

针对敏捷自主在轨服务航天器自身和所在复杂空间环境等特点,研究其在轨灵巧、精确服务的运动规划问题,提出了以平动、转动和时间为状态的改进的快速搜索随机树高维运动规划方法。仿真算例检验了该规划方法的有效性,结果表明它不仅满足敏捷自主在轨服务航天器在一定约束条件下按照指定时间到达指定地点的高维运动要求,而且对离线与在线规划两种模式也具备较强的适应性。
     

HCKF性能评估及其在传递对准中的应用

针对高阶容积卡尔曼滤波(HCKF)算法在传递对准中的应用问题,提出综合运用多变量函数泰勒级数展开和计算复杂度分析的性能评估方法。基于高阶球面-径向容积准则建立HCKF算法模型,并对其估计精度和计算量进行量化和对比分析：HCKF具有5阶泰勒级数展开精度且计算复杂度为O(n 4),综合性能优于高斯厄米特积分滤波(GHQF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)。将三种非线性滤波算法应用到舰机大失准角传递对准系统中,摇摆台试验结果表明：HCKF的估计精度比UKF高17%,计算量比GHQF小2个数量级,与HCKF性能评估结果一致。     

航天器柔性太阳翼最优PPF主动振动抑制方法

针对采用可变速控制力矩陀螺(VSCMG)进行柔性太阳翼振动抑制问题,提出一种基于求解非光滑 H∞ 综合问题的最优参数正位置反馈(PPF)控制方法。首先,建立考虑VSCMG和柔性太阳翼耦合的振动模型,得到了线性化的约束陀螺柔性板动力学模型,基于同位控制思想推导了以角度陀螺为测量装置的约束陀螺柔性板全阶状态空间模型。针对被控对象特性,确定最优PPF控制器的结构构型和待优化参数。进而,通过对约束陀螺柔性板全阶状态空间模型进行降阶、修正和加权处理,将PPF控制器参数优化问题转化为在PPF控制器构型约束条件下的非光滑H∞综合问题,并应用一阶下降算法进行寻优求解,实现最优PPF控制器的设计。该方法能够实现对各阶陀螺模态的独立控制,在保证快速性和鲁棒性的前提下,实现最优PPF参数的稳定高效求解。仿真结果表明,所提出的最优PPF控制方法能够快速、鲁棒地实现航天器柔性太阳翼的主动振动抑制。